KR20090018654A - Platform cooling structure of gas turbine rotor blade - Google Patents
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Abstract
Description
본 발명은 가스 터빈 가동 날개에 있어서의 플랫폼의 냉각 구조에 관한 것이다.The present invention relates to a cooling structure of a platform in a gas turbine movable blade.
가스 터빈 가동 날개의 개요 구조는 도 4 에 나타낸 바와 같고, 이 도면에 있어서, 가스 터빈 가동 날개 (1) 는 날개를 형성하는 날개부 (3) 와, 그 날개부 (3) 의 밑동과 접합하고 있는 플랫폼 (5) 과, 플랫폼 (5) 아래에 위치하는 생크부 (7) 를 포함하고, 생크부 (7) 아래에는 날개 뿌리부 (9) 가 형성되어 있다.The outline structure of a gas turbine movable blade is as shown in FIG. 4, and in this figure, the gas turbine movable blade 1 is joined with the
또한, 도 4 에 있어서, 날개 뿌리부 (9) 의 양 측벽에는 파형의 연속 홈이 형성되고, 또한 로터 디스크 (11) 측에도 동일 형상의 연속 홈이 형성되고, 날개 뿌리부 (9) 의 홈이 로터 디스크 (11) 의 홈과 걸어 맞춰짐으로써 가스 터빈 가동 날개 (1) 가 로터 디스크 (11) 에 고정되어 있다. 그리고, 동일한 고정 방법에 의해 복수 장의 가스 터빈 가동 날개 (1) 가 로터 디스크 (11) 에 원주 방향으로 나란히 고정된다.4, wavy grooves are formed on both sidewalls of the blade root portion 9, and continuous grooves of the same shape are also formed on the
또한, 플랫폼 (5) 의 하면과 가스 터빈 가동 날개 (1) 의 생크부 (7) 측면에 의해 공동 (空洞) (13) 이 형성되고, 이 공동 (13) 내에는 로터측으로부터 시일 공 기가 공급되어, 시일 공기에 의해 고온 연소 가스가 이웃하는 플랫폼 (5, 5) 사이의 간극 (15) 에서 로터측으로 누출되는 것을 방지하고 있다.In addition, a
이와 같이 가스 터빈 가동 날개 (1) 의 구조에 있어서, 날개부 (3) 는 고온 연소 가스에 노출되기 때문에, 날개부 (3) 를 냉각시키기 위해 날개부 (3) 의 내부에 가동 날개 냉각 통로 (17) 가 배치되어 있고, 이 가동 날개 냉각 통로 (17) 는 날개 뿌리부 (9) 로부터 냉각 공기를 도입하고, 도시는 생략되어 있지만 날개 내부에서 이들 통로의 일부 또는 전부가 연통 (連通) 되어 서펜타인 냉각 통로를 형성하고, 날개부 (3) 전체를 냉각시키고 있다.Thus, in the structure of the gas turbine movable blade 1, since the blade |
또한, 상기 가동 날개 냉각 통로 (17) 에 도입된 냉각 공기의 일부는 날개부 (3) 의 후방 가장자리로부터 분출되어 날개부 (3) 의 후방 가장자리를 추가로 냉각시키도록 되어 있다.In addition, part of the cooling air introduced into the movable
이 가동 날개 냉각 통로 (17) 에 공급되는 냉각 공기는 날개부 (3) 의 냉각에 사용되기 때문에 상기 시일 공기와는 별도로 고압으로 컨트롤되고 필요한 경우에는 냉각되어 공급되도록 되어 있다.Since the cooling air supplied to the movable
또한, 플랫폼 (5) 의 표면도 고온 연소 가스에 노출되기 때문에, 열 응력에 의한 크랙의 발생 및 열 손상의 발생을 억제하기 위해, 플랫폼 (5) 의 냉각 구조에 대해 다양한 제안이 이루어지고 있다.In addition, since the surface of the
예를 들어, 특허 문헌 1 (일본 공개특허공보 평10-238302호) 에 개시되는 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼 (010) 을 도 5 에 나타낸다. 도 5 의 (a) 는 가스 터빈 가동 날개의 종단면도를 나타내고, 도 5 의 (b) 는 (a) 의 E-E 선 단면도이 다. 이 특허 문헌 1 에는 플랫폼 (010) 의 하면을 흐르는 시일 공기 (012) 를 이용하여 플랫폼 (010) 의 상면을 냉각시키는 발명이 개시되어 있고, 날개 복 (013) 측의 플랫폼 (010) 내부에 터빈 축심으로부터 상대적으로 반경 방향을 향하여 관통하는 복수의 시일 공기 통로 구멍 (015) 이 천공 형성되어 있다.For example, the
또한, 터빈 축심으로부터 상대적으로 반경 방향으로 비스듬하게 흘러 플랫폼 (010) 의 상면으로 개방되는 대류 냉각 구멍 (017) 을 형성하는 구성도 개시되어 있다. 또한, 플랫폼 (010) 상면의 개방 부분은 끝으로 갈수록 넓어지는 형상으로 벌어지는 셰이프 필름 분출구를 형성하여 플랫폼 (010) 의 상면을 퍼지면서 기어가듯이 흘러 냉각시키도록 되어 있다. Moreover, the structure which forms the
또한, 특허 문헌 2 (일본 공개특허공보 평11-247609호) 에도, 도 6 과 같은 가스 터빈 가동 날개의 냉각 효과를 높이는 구조가 개시되어 있다. 도 6 의 (a) 는 가스 터빈 가동 날개의 평면도를 나타내고, 도 6 의 (b) 는 (a) 의 F-F 선 단면도이다. 이 특허 문헌 2 에는 플랫폼 (020) 의 내부를 관통하고, 일단이 가동 날개 (022) 의 내부를 냉각시키는 냉각 통로 (024) 에 연결되고, 타단이 플랫폼 (020) 의 양측 단면 (端面) 에서 개방되는 냉각 통로 (026) 가 개시되어 있다.Moreover, patent document 2 (Unexamined-Japanese-Patent No. 11-247609) also discloses the structure which raises the cooling effect of the gas turbine movable blade like FIG. FIG. 6A is a plan view of the gas turbine movable blade, and FIG. 6B is a sectional view taken along the line F-F in FIG. This patent document 2 has a passage penetrating the inside of the
또한, 특허 문헌 3 (일본 공개특허공보 2006-329183호) 은 도 7 과 같이, 플랫폼 (052) 의 하면과 생크 (054) 사이에 커버 플레이트 (050) 를 장착하여, 커버 플레이트 (050) 에 의해 공간 (056) 을 형성하고, 가동 날개의 내부를 냉각시키는 냉각 통로 (058) 로부터 고압의 냉각 공기를, 통로 (059) 에서 공간 (056) 으로 유도하고, 그 공간 (056) 을 통하여 냉각 구멍 (061, 063) 을 통과하고 플랫폼 (052) 의 표면에 유출되어 플랫폼 (052) 의 선단부 근방을 냉각시키는 구조가 개시되어 있다.Further, Patent Document 3 (Japanese Laid-Open Patent Publication No. 2006-329183), as shown in Fig. 7, mounts the
상기한 바와 같이, 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼의 냉각에 관하여 다양한 제안이 되어 있고, 특허 문헌 1 에 있어서는 상기한 바와 같이 시일 공기 (012) 를 사용하여 플랫폼 (010) 을 냉각시키는 구조가 개시되어 있다. 그러나, 시일 공기는 고온 연소 가스가 이웃하는 플랫폼 사이의 간극에서 로터측으로 누출되는 것을 방지하기 위해 플랫폼의 하면측에 공급되는 공기이기 때문에, 통상적으로 시일 공기는 온도 컨트롤, 또한 고압으로 컨트롤되어 있지 않기 때문에, 시일 공기에 의한 플랫폼의 냉각으로는 충분한 냉각 효과가 얻어지지 않는다.As described above, various proposals have been made regarding the cooling of the platform of the gas turbine movable blade, and Patent Document 1 discloses a structure for cooling the
특히, 날개의 밑동 부분으로부터 떨어진 플랫폼의 측 가장자리부 부근에 있어서는 날개 내부를 냉각시키는 가동 날개 냉각 통로 (019) 로부터 떨어져 있어, 냉각이 잘 되지 않아 열적으로 힘든 상황에 있기 때문에, 날개의 밑동 부분으로부터 떨어진 플랫폼의 측 가장자리부 부근, 특히 고온 연소 가스에 노출되는 표면에 있어서의 효과적인 냉각 구조가 요망되고 있다.In particular, in the vicinity of the side edge of the platform away from the wing portion of the wing, away from the movable wing cooling passages for cooling the inside of the wing, because the cooling is not good and thermally difficult situation, from the wing portion of the wing An effective cooling structure is desired near the side edges of the distant platform, especially at surfaces exposed to hot combustion gases.
한편, 특허 문헌 2, 3 에 있어서는 시일 공기에 의하지 않고, 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기를 사용하여 플랫폼을 냉각시키는 구조가 개시되어 있다. On the other hand, in
그러나, 특허 문헌 2 에 있어서는 플랫폼 (020) 의 내부를 관통하고, 일단이 가동 날개 (022) 의 내부를 냉각시키는 냉각 통로 (024) 에 연결되고, 타단이 플랫폼 (020) 의 양측 측단면으로 개방되는 냉각 통로 (026) 에 의해 냉각 공기를 플랫 폼 (020) 의 단면, 즉 이웃하는 플랫폼 사이의 간극을 향하여 분출하는 것이다. 이 때문에, 플랫폼 (020) 단면의 냉각 및 시일 작용은 이루지만, 고온 연소 가스에 노출되는 측단 근방의 플랫폼 상면을 효과적으로 냉각시킬 수 없다는 문제가 있다.However, in Patent Document 2, however, one end penetrates into the inside of the
또한, 특허 문헌 3 에 있어서는 플랫폼의 상면에 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 냉각 공기를 플랫폼의 측단부로 유도하는 것인데, 플랫폼의 하면과 생크 사이에 커버 플레이트를 장착하여 공간을 형성하고, 그 공간을 통하여 냉각 공기를 선단부 근방의 표면으로 분출하도록 하고 있으므로, 커버 플레이트를 플랫폼과 생크에 대하여 용접 등에 의해 고정시킬 필요가 있어, 장착 작업 공정 수의 증대가 문제가 됨과 함께, 고속 회전하는 가동 날개는 정지체에 비해 보다 높은 신뢰성이 요구되기 때문에, 본래라면 커버 플레이트와 같은 부가물은 가능한 한 삭제할 필요가 있다.In addition, in
그래서, 본 발명은 이와 같은 배경을 감안하여 이루어진 것으로, 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기를 플랫폼의 측 가장자리 근방의 플랫폼 표면에 형성된 분출 개구로, 커버 플레이트 등의 부가물을 장착하지 않고 유도하고, 가동 날개 냉각 통로로부터 떨어져 고온의 연소 가스에 의해 열 응력의 영향을 받기 쉬운 플랫폼의 측 가장자리 근방, 특히 측 가장자리의 상면을 효과적으로 냉각시켜, 플랫폼의 냉각성을 향상시킴과 함께, 가동 날개로서의 신뢰성을 향상시키는 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼 냉각 구조를 제공하는 것을 목적으로 한다.Accordingly, the present invention has been made in view of such a background, and guides the high-pressure cooling air flowing through the movable vane cooling passages to the ejection opening formed in the platform surface near the side edge of the platform, without incorporating an attachment such as a cover plate. In addition, the upper edge of the side edge of the platform, particularly the upper edge of the side edge, which is susceptible to thermal stress by the hot combustion gas away from the movable vane cooling passage, can be effectively cooled to improve the cooling performance of the platform and to be reliable as the movable blade. It is an object of the present invention to provide a platform cooling structure of a gas turbine movable blade that improves the efficiency.
상기 과제를 해결하기 위해, 본 발명은 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼을 냉각시키는 냉각 구조에 있어서, 가스 터빈 가동 날개의 날개부 내부에 형성되고 냉각 공기를 유통시키는 가동 날개 냉각 통로와, 그 가동 날개 냉각 통로에 일단이 연통되고 타단이 플랫폼의 측 가장자리 근방의 플랫폼 표면에 복수 형성된 분출 개구에 연통되는 냉각 연통 구멍을 구비하고, 그 냉각 연통 구멍이 상기 가동 날개 냉각 통로로부터 플랫폼의 내부를 통과하여, 또는 플랫폼과 생크부의 내부를 통과하여 형성되어 이루어지는 것을 특징으로 한다.MEANS TO SOLVE THE PROBLEM In order to solve the said subject, this invention is the cooling structure which cools the platform of a gas turbine movable blade, WHEREIN: The movable blade cooling path which is formed in the blade | wing part of a gas turbine movable blade, and distributes cooling air, and its movable blade cooling. A cooling communication hole having one end in communication with the passage and the other end communicating with a plurality of ejection openings formed on the platform surface near the side edge of the platform, the cooling communication hole passing through the inside of the platform from the movable vane cooling passage, or It is characterized by being formed through the inside of the platform and the shank portion.
이러한 발명에 의하면, 가동 날개 냉각 통로에 일단이 연통되고 타단이 플랫폼의 측 가장자리 근방의 플랫폼 표면에 복수 형성된 분출 개구에 연통되는 냉각 연통 구멍이, 상기 가동 날개 냉각 통로로부터 플랫폼의 내부를 통과하여, 또는 플랫폼과 생크부의 내부를 통과하여 형성되므로, 플랫폼에 여분의 부가물을 장착하지 않고, 플랫폼의 측 가장자리 근방의 표면까지 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기를 유도할 수 있다.According to this invention, the cooling communication hole which one end communicates with a movable blade cooling passage, and the other end communicates with the blowing opening formed in multiple at the platform surface near the side edge of a platform passes through the inside of a platform from the said movable blade cooling passage, Or it is formed through the inside of the platform and the shank portion, it is possible to induce high-pressure cooling air flowing through the movable vane cooling passage to the surface near the side edge of the platform without mounting the extra adjunct to the platform.
그 결과, 고온의 연소 가스에 의해 열 응력의 영향을 받기 쉬운 플랫폼의 측 가장자리 근방, 특히 측 가장자리의 상면을 효과적으로 냉각시켜, 플랫폼의 냉각성을 향상시킴과 함께, 고속 회전하는 가동 날개에 커버 플레이트와 같은 부가물이 장착되지 않으므로 가동 날개로서의 신뢰성을 향상시킬 수 있다.As a result, the cover plate and the high speed rotating movable blades are effectively cooled by cooling the upper side of the side edge of the platform, especially the upper side of the side edge, which is susceptible to thermal stress by high temperature combustion gas, thereby improving the cooling performance of the platform. Since the same additives are not mounted, the reliability as the movable blade can be improved.
또한, 바람직하게는 상기 냉각 연통 구멍이 플랫폼 내에서 가동 날개의 측부에 있어서, 일단이 상기 가동 날개 냉각 통로에 연통되고 타단이 플랫폼의 측단면에 연통되어 직선상으로 형성되고 그 측단면의 개구를 폐색하여 형성되는 플랫폼 통로와, 그 플랫폼 통로에서 상기 분출 개구를 향하여 경사지게 형성되는 분출 통로로 구성되면 된다.Preferably, the cooling communication hole is formed at the side of the movable blade in the platform, one end of which is in communication with the movable blade cooling passage, the other end of which is in communication with the side end surface of the platform, formed in a straight line, and the opening of the side end surface thereof. What is necessary is just to comprise the platform channel | path formed by blocking and the jet channel | path formed inclined toward the said jet opening from the platform channel | path.
이러한 발명에 의하면, 냉각 연통 구멍을 구성하는 플랫폼 통로를 일단이 상기 가동 날개 냉각 통로에 연통되고 타단이 플랫폼의 측단면에 연통되어 직선상으로 형성되고 그 측단면의 개구를 폐색하여 형성하기 때문에, 플랫폼과 날개부를 주조 성형하고 나서, 플랫폼 통로를 기계 가공 의해 형성할 수 있고, 또한 그 플랫폼 통로에 대하여, 경사지게 교차하도록 분출 통로를 기계 가공에 의해 형성함으로써, 냉각 연통 구멍을 제조할 수 있다.According to this invention, since one end of the platform passage constituting the cooling communication hole is communicated with the movable vane cooling passage, the other end communicates with the side end surface of the platform, and is formed in a straight line, and the opening of the side end surface is closed. After casting the platform and the wing portion, the platform passage can be formed by machining, and the cooling communication hole can be manufactured by forming the ejection passage by machining so as to cross obliquely with respect to the platform passage.
또한, 바람직하게는 상기 생크부의 가동 날개 냉각 통로를 플랫폼의 측 가장자리 방향으로 팽출시켜 형성하고, 상기 냉각 연통 구멍이, 상기 생크부 및 플랫폼의 내부를 직선상으로 관통하여 형성되면 된다.Preferably, the movable wing cooling passage of the shank portion is formed by expanding in the lateral edge direction of the platform, and the cooling communication hole may be formed by penetrating the inside of the shank portion and the platform in a straight line.
이러한 발명에 의하면, 생크부를 플랫폼의 측 가장자리 방향으로 팽출시킴으로써, 그 팽출 부분에서 플랫폼에 걸쳐 생크부 및 플랫폼의 내부를 직선상으로 관통하여 냉각 연통 구멍을 형성할 수 있게 된다.According to this invention, by expanding the shank portion in the lateral edge direction of the platform, it is possible to form a cooling communication hole through the inside of the shank portion and the platform in a straight line across the platform at the bulging portion.
그 결과, 가동 날개 냉각 통로로부터 떨어진 플랫폼의 부위까지, 플랫폼에 커버 플레이트 등의 특별한 부가물을 장착하지 않고 냉각 연통 구멍을 형성할 수 있으며, 플랫폼의 측 가장자리 근방, 특히 측 가장자리의 상면에 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기를 유도할 수 있음과 함께, 가동 날개로서의 신뢰성을 향상시킬 수 있다.As a result, a cooling communication hole can be formed from the movable wing cooling passage away from the platform to the site of the platform without attaching special accessories such as a cover plate, and the movable wing near the side edge of the platform, in particular on the upper surface of the side edge. The high-pressure cooling air flowing through the cooling passage can be guided and the reliability as the movable blade can be improved.
또한, 바람직하게는 상기 플랫폼의 하면과 생크부 외면의 교차 부분에 잉여 두께부를 형성하고, 상기 냉각 연통 구멍이, 상기 잉여 두께부와 플랫폼과 생크부의 내부를 직선상으로 관통하여 형성되면 되고, 이러한 발명에 의하면 가동 날개 냉각 통로로부터 떨어진 플랫폼의 부위까지, 플랫폼에 커버 플레이트 등의 특별한 부가물을 장착하지 않고 냉각 연통 구멍을 형성할 수 있으며, 플랫폼의 측 가장자리 근방, 특히 측 가장자리의 상면에 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기를 유도할 수 있음과 함께, 가동 날개로서의 신뢰성을 향상시킬 수 있다.Preferably, an excess thickness portion is formed at an intersection of the lower surface of the platform and the outer surface of the shank portion, and the cooling communication hole is formed by penetrating the inside of the excess thickness portion and the platform and the shank portion in a straight line. According to the invention, a cooling communication hole can be formed from the movable wing cooling passage away from the platform to a portion of the platform without mounting special accessories such as a cover plate, and the movable wing near the side edge of the platform, in particular on the upper surface of the side edge. The high-pressure cooling air flowing through the cooling passage can be guided and the reliability as the movable blade can be improved.
또한, 상기 잉여 두께부는 상기 냉각 연통 구멍을 내부에 형성하여 볼록상으로 융기되고, 상기 잉여 두께부 및 상기 냉각 연통 구멍이 상기 플랫폼 및 생크부의 주조시에 성형됨으로써, 냉각 연통 구멍의 부분에만 잉여 두께부를 형성하여 잉여 두께부의 경량화를 달성함과 함께, 냉각 연통 구멍을 용이하게 제조할 수 있다.Further, the excess thickness portion is formed in the cooling communication hole therein to be raised convexly, and the excess thickness portion and the cooling communication hole are molded at the time of casting of the platform and the shank portion, so that the excess thickness is only in the portion of the cooling communication hole. A portion can be formed to achieve a reduction in excess thickness, and a cooling communication hole can be easily manufactured.
또한, 본 발명에 있어서, 상기 분출 개구가 플랫폼의 측 가장자리 근방의 상면에 측 가장자리를 따라 복수 열 형성되어 있으면 되고, 이러한 발명에 의하면, 분출 개구가 플랫폼의 측 가장자리 근방의 상면에 넓은 범위로 형성되어 있기 때문에, 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기에 의해 플랫폼의 선단 근방의 표면을 효과적으로 냉각시킴으로써, 보다 높은 냉각 성능이 얻어지고, 또한 보다 넓은 범위의 냉각이 가능해진다.In addition, in the present invention, the ejection openings may be formed in a plurality of rows along the side edges on the upper surface near the side edges of the platform. According to the present invention, the ejection openings are formed in a wide range on the upper surface near the side edges of the platform. Therefore, by effectively cooling the surface near the distal end of the platform by the high-pressure cooling air flowing through the movable vane cooling passage, higher cooling performance is obtained and a wider range of cooling is possible.
이상과 같이 본 발명에 의하면, 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기를 플랫폼의 측 가장자리 근방의 플랫폼 표면에 형성된 분출 개구로, 상기 특허 문헌 3 의 커버 플레이트 등의 부가물을 장착하지 않고 유도하고, 가동 날개 냉각 통로로부터 떨어져 고온의 연소 가스에 의해 열 응력의 영향을 받기 쉬운 플랫폼의 측 가장자리 근방, 특히 측 가장자리의 상면을 효과적으로 냉각시켜, 플랫폼의 냉각성을 향상시킴과 함께, 가동 날개로서의 신뢰성을 향상시키는 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼 냉각 구조를 얻을 수 있다.As described above, according to the present invention, the high-pressure cooling air flowing through the movable vane cooling passage is guided to the jet opening formed in the platform surface near the side edge of the platform without attaching an adduct such as the cover plate of
도 1 은 본 발명의 제 1 실시형태에 관련된 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼 냉각 구조를 나타내며, (a) 는 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼의 평면도이고, (b) 는 (a) 의 A-A 선 단면도이다.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The platform cooling structure of the gas turbine movable blade which concerns on the 1st Embodiment of this invention is shown, (a) is a top view of the platform of a gas turbine movable blade, (b) is sectional drawing along the A-A line of (a).
도 2 는 제 2 실시형태를 나타내며, (a) 는 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼의 평면도이고, (b) 는 (a) 의 B-B 선 단면도이다.2 shows a second embodiment, (a) is a plan view of the platform of the gas turbine movable blade, and (b) is a cross-sectional view taken along line B-B in (a).
도 3 은 제 3 실시형태를 나타내며, (a) 는 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼의 평면도이고, (b) 는 (a) 의 C-C 선 단면도이고, (c) 는 (b) 의 D-D 선 단면도이다.3 shows a third embodiment, (a) is a plan view of the platform of the gas turbine movable blade, (b) is a sectional view taken along the line C-C of (a), and (c) is a sectional view taken along the line D-D of (b).
도 4 는 가스 터빈 가동 날개의 개요 구조를 나타내는 사시도이다.4 is a perspective view showing a schematic structure of a gas turbine movable blade.
도 5 는 종래 기술의 설명도이다.5 is an explanatory diagram of a prior art.
도 6 은 종래 기술의 설명도이다.6 is an explanatory diagram of a prior art.
도 7 은 종래 기술의 설명도이다.7 is an explanatory diagram of a prior art.
발명을 실시하기 위한 최선의 형태Best Mode for Carrying Out the Invention
이하, 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시형태를 예시적으로 상세하게 설명한다. 단 이 실시형태에 기재되어 있는 구성 부품의 치수, 재질, 형상, 그 상대적 배치 등은 특별히 특정적인 기재가 없는 한, 이 발명의 범위를 그것에 한정 하는 취지가 아니라 단순한 설명예에 불과하다.DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Preferred embodiments of the present invention will now be described in detail with reference to the drawings. However, the dimensions, materials, shapes, relative arrangements, and the like of the component parts described in this embodiment are merely illustrative examples rather than limiting the scope of the present invention unless specifically stated otherwise.
본 발명의 실시형태에 대해, 적절히 도면을 참조하면서 상세하게 설명한다.Embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the drawings as appropriate.
참조하는 도면에 있어서, 도 1 은 본 발명의 제 1 실시형태에 관련된 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼 냉각 구조를 나타내며, (a) 는 평면도이고, (b) 는 (a) 의 A-A 선 단면도이다. 도 2 는 제 2 실시형태를 나타내며, (a) 는 평면도이고, (b) 는 (a) 의 B-B 선 단면도이다. 도 3 은 제 3 실시형태를 나타내며, (a) 는 평면도이고, (b) 는 (a) 의 C-C 선 단면도이고, (c) 는 (b) 의 D-D 선 단면도이다.In the drawings to refer, FIG. 1 shows the platform cooling structure of the gas turbine movable blade which concerns on 1st Embodiment of this invention, (a) is a top view, (b) is sectional drawing along the A-A line of (a). 2 shows a second embodiment, (a) is a plan view, and (b) is a cross-sectional view taken along line B-B in (a). 3 shows a third embodiment, (a) is a plan view, (b) is a sectional view taken along the line C-C in (a), and (c) is a sectional view taken along the line D-D in (b).
가스 터빈 가동 날개 (1) 의 개요 구조를 도 4 에 나타낸다. 이 도면에 있어서, 가스 터빈 가동 날개 (1) 는 날개를 형성하는 날개부 (3) 와, 그 날개부 (3) 의 밑동과 접합하고 있는 플랫폼 (5) 과, 플랫폼 (5) 아래에 위치하는 생크부 (7) 를 포함하고, 생크부 (7) 아래에는 날개 뿌리부 (9) 가 형성되어 있다.The outline structure of the gas turbine movable blade 1 is shown in FIG. In this figure, the gas turbine movable blade 1 is located under the
또한, 도 4 에 있어서, 날개 뿌리부 (9) 의 양 측벽에는 파형의 연속 홈이 형성되고, 또한 로터 디스크 (11) 측에도 동일 형상의 연속 홈이 형성되고, 날개 뿌리부 (9) 의 홈이 로터 디스크 (11) 의 홈과 걸어 맞춰짐으로써 가스 터빈 가동 날개 (1) 가 로터 디스크 (11) 에 고정되어 있다. 그리고, 동일한 고정 방법에 의해 복수 장의 가스 터빈 가동 날개 (1) 가 로터 디스크 (11) 에 원주 방향으로 나란히 고정되어 있다.4, wavy grooves are formed on both sidewalls of the blade root portion 9, and continuous grooves of the same shape are also formed on the
또한, 플랫폼 (5) 의 하면과 가스 터빈 가동 날개 (1) 의 생크부 (7) 측면에 의해 공동 (13) 이 형성되고, 이 공동 (13) 내에는 로터측으로부터 시일 공기가 공 급되어, 시일 공기에 의해 고온 연소 가스가 이웃하는 플랫폼 (5, 5) 사이의 간극 (15) 에서 로터측으로 누출되는 것을 방지하고 있다.Moreover, the
이와 같이 가스 터빈 가동 날개 (1) 의 구조에 있어서, 날개부 (3) 는 고온 연소 가스에 노출되기 때문에, 날개부 (3) 를 냉각시키기 위해 날개부 (3) 의 내부에 가동 날개 냉각 통로 (17) 가 배치되어 있고, 이 가동 날개 냉각 통로 (17) 는 날개 뿌리부 (9) 로부터 냉각 공기를 도입하고, 도시는 생략되어 있지만 날개 내부에서 이들 통로의 일부 또는 전부가 연통되어 서펜타인 냉각 통로를 형성하고, 날개부 (3) 전체를 냉각시키고 있다.Thus, in the structure of the gas turbine movable blade 1, since the blade |
또한, 상기 가동 날개 냉각 통로 (17) 에 도입된 냉각 공기의 일부는 날개부 (3) 의 후방 가장자리로부터 분출되어 날개부 (3) 의 후방 가장자리를 추가로 냉각시키도록 되어 있다.In addition, part of the cooling air introduced into the movable
이 가동 날개 냉각 통로 (17) 에 공급되는 냉각 공기는 날개부 (3) 의 냉각에 사용되기 때문에 상기 시일 공기와는 별도로 고압으로 컨트롤되고 필요한 경우에는 냉각되어 공급되도록 되어 있다.Since the cooling air supplied to the movable
이상의 가스 터빈 가동 날개의 구조는 배경 기술에서 설명한 것과 동일하며, 다음으로 본원 발명의 특징인 플랫폼 (5) 의 냉각 구조에 대해 도 1 ∼ 3 을 참조하여 설명한다.The structure of the above-mentioned gas turbine movable blade is the same as that described in the background art, and next, the cooling structure of the
(제 1 실시형태)(1st embodiment)
플랫폼 (5) 은 도 1 에 나타내는 바와 같이 평면에서 봤을 때에 있어서 대략 직사각형상을 하고, 날개부 (3) 가 주조에 의해 플랫폼 (5) 과 일체로 성형되고, 날개부 (3) 의 내부에는 가동 날개 냉각 통로 (17) 가 전방 가장자리측 (17a), 중앙부 (17b, 17c), 후방 가장자리측 (17d) 각각에 형성되어 있다. 그리고 이들 통로에는 날개 뿌리부 (9) 로부터 냉각 공기를 도입하고, 도시는 생략되어 있지만 날개 내부에서 이들 통로의 일부 또는 전부가 연통되어 서펜타인 냉각 통로를 형성하고, 날개부 (3) 전체를 냉각시키고 있다.As shown in FIG. 1, the
또한, 플랫폼 (5) 의 복측 (腹側) (20) 의 측 가장자리 근방의 플랫폼 (5) 표면에는 측 가장자리를 따라 복수 지점에 냉각 공기의 분출 개구 (22) 가 형성되고, 가동 날개 냉각 통로 (17a, 17b, 17c, 17d) 에 일단이 연통되고 타단이 상기 분출 개구 (22) 에 연통되는 냉각 연통 구멍 (24) 이 형성되어 있다. 도 1 에 나타내는 바와 같이 날개부 (3) 의 복측 (20) 의 냉각 연통 구멍 (24a) 은 플랫폼 (5) 의 전방 가장자리와 대략 평행하게 복수 개가 각각 평행하게 배열되고, 배측 (背側) (26) 의 냉각 연통 구멍 (24b) 은 날개부 (3) 의 전방 가장자리측에 2 개 및 후방 가장자리측에 3 개, 플랫폼 (5) 의 전방 가장자리와 대략 평행하게 각각 평행하게 배열되어 있다. 또한, 냉각 통로 구멍 (24a 및 24b) 은 플랫폼의 냉각을 최적화시키기 위해, 적절히 서로 각도를 형성하여 배치해도 된다.Moreover, the blowing
그리고, 도 1(b) 에 나타내는 바와 같이, 복측 (20) 의 냉각 연통 구멍 (24a) 은 플랫폼 (5) 의 내부에서, 일단이 가동 날개 냉각 통로 (17c) 에 연통되고 타단이 플랫폼 (5) 의 측단면에 연통되어 직선상으로 형성되고 그 측단면의 개구를 플러그 (28) 로 폐색하여 형성되는 플랫폼 통로 (30) 와, 플랫폼 통로 (30) 에서 분출 개구 (22) 를 향하여 경사지게 형성되는 분출 통로 (32) 로 구성되어 있다. 분출 개구 (22) 는 측 가장자리를 따라 2 열 형성되어 있어, 플랫폼 (5) 의 측 가장자리 근방의 표면을 넓게 냉각시키고 있다.As shown in FIG. 1B, the
또한, 배측 (26) 의 냉각 연통 구멍 (24b) 도 동일하게, 플러그 (28) 로 측단면의 개구가 폐색되어 형성되는 플랫폼 통로 (31) 와, 플랫폼 통로 (31) 에서 분출 개구 (22) 를 향하여 경사지게 형성되는 분출 통로 (33) 로 구성되어 있다.In addition, the
복측 (20) 의 플랫폼 통로 (30) 와 배측 (26) 의 플랫폼 통로 (31) 는 서로 반대 방향에서 직선상으로 형성되어 있다. 또한, 분출 통로 (32, 33) 는 플랫폼 (5) 의 측단을 향하여 경사지게 함으로써, 플랫폼 (5) 의 표면을 넓게 필름 냉각시킬 수 있다.The
상기의 제 1 실시형태에 의하면, 플랫폼 통로 (30, 31) 의 일단이 가동 날개 냉각 통로 (17a, 17b, 17c, 17d) 에 연통되고 타단이 플랫폼 (5) 의 측단면에 연통되어 직선상으로 형성되고, 그 측단면의 개구를 폐색하여 형성하기 때문에, 플랫폼 (5) 과 날개부 (3) 를 일체로 주조 성형함과 동시에, 또는 주조 성형하고 나서 플랫폼 통로 (30, 31) 를 기계 가공 의해 형성할 수 있다.According to the first embodiment described above, one end of the
또한 그 플랫폼 통로 (30, 31) 에 대하여, 경사지게 교차하도록 분출 통로 (32, 33) 를 기계 가공에 의해 형성함으로써, 냉각 연통 구멍 (24a, 24b) 을 가공할 수 있다.In addition, the
또한, 냉각 연통 구멍 (24a, 24b) 이 가동 날개 냉각 통로 (17) 로부터 플랫폼 (5) 의 내부를 통과하여 형성되기 때문에, 플랫폼 (5) 에 커버 플레이트 등의 여분의 부가물을 장착하지 않고, 플랫폼 (5) 의 측 가장자리 근방의 표면까지 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기를 유도할 수 있다.In addition, since the
그 결과, 가동 날개 냉각 통로 (17) 로부터 떨어져 고온의 연소 가스에 의해 열 응력의 영향을 받기 쉬운 플랫폼 (5) 의 측 가장자리 근방, 특히 측 가장자리의 상면을 효과적으로 냉각시켜, 플랫폼 (5) 의 냉각성을 향상시킬 수 있음과 함께, 고속 회전하는 터빈 날개부 (1) 에 부가물을 장착하지 않기 때문에, 가동 날개로서의 신뢰성도 향상되고, 또한 부가물의 용접 작업 등의 조립 작업 공정 수의 증가도 수반하지 않기 때문에 조립 가공성도 향상된다.As a result, the coolant of the
(제 2 실시형태) (2nd embodiment)
다음으로, 제 2 실시형태에 대해 도 2 를 참조하여 설명한다.Next, 2nd Embodiment is described with reference to FIG.
제 1 실시형태와 동일 구성 요소에 대해서는 동일 부호를 부여하고 설명을 생략한다. 제 2 실시형태는 생크부 (7) 의 가동 날개 냉각 통로 (17a, 17b, 17c, 17d) 를 각각 플랫폼 (5) 의 측 가장자리 방향으로 팽출시켜, 냉각 통로 팽출부 (36a, 36b, 36c, 36d) 를 형성한다.The same code | symbol is attached | subjected about the same component as 1st Embodiment, and description is abbreviate | omitted. In the second embodiment, the movable
도 2(b) 에 나타내는 바와 같이 냉각 통로 팽출부 (36a, 36b, 36c, 36d) 를 형성함으로써, 생크부 (7) 가 외측으로 팽출되고, 그 팽출 생크부 (38) 와 플랫폼 (5) 의 내부를 직선상으로 관통하여 냉각 연통 구멍 (39, 40, 41) 이 형성된다.As shown in FIG. 2 (b), by forming the cooling
복측 (20) 의 플랫폼 (5) 에는 외측의 냉각 연통 구멍 (39) 과 내측의 냉각 연통 구멍 (40) 2 개가 형성되고, 배측 (26) 의 플랫폼 (5) 에는 1 개의 냉각 연통 구멍 (41) 이 형성되어 있다.The
또한, 냉각 연통 구멍 (39, 40, 41) 은 날개부 (3) 와 플랫폼 (5) 의 주조시 에 일체로 성형해도 되고, 주조 후에 기계 가공해도 된다.In addition, the cooling communication holes 39, 40, 41 may be integrally molded at the time of casting of the wing |
또한, 냉각 통로 팽출부 (36a, 36b, 36c, 36d) 는 도 2(b) 의 쇄선으로 나타내는 바와 같이 날개 뿌리부 (9) (도 4 참조) 에 걸쳐서 팽출된 내경을 갖고 형성되어 있어도 된다.In addition, the cooling
상기 제 2 실시형태에 의하면, 팽출 생크부 (38) 에서 플랫폼 (5) 에 걸쳐 팽출 생크부 (38) 및 플랫폼 (5) 의 내부를 직선상으로 관통하여 냉각 연통 구멍 (39, 40, 41) 을 형성할 수 있다. 냉각 연통 구멍 (39, 40, 41) 을 형성할 수 있는 결과, 가동 날개 냉각 통로 (17) 로부터 떨어진 플랫폼 (5) 의 측단 부위를, 플랫폼 (5) 에 커버 플레이트 등의 특별한 부가물을 장착하지 않고, 플랫폼 (5) 의 측 가장자리 근방, 특히 측 가장자리의 상면을 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기를 유도할 수 있다.According to the second embodiment, through the
또한, 냉각 통로 구멍 (24a 및 24b) 은 플랫폼의 냉각을 최적화시키기 위해, 적절히 서로 각도를 형성하여 배치해도 된다.In addition, the cooling passage holes 24a and 24b may be disposed at appropriate angles to each other in order to optimize cooling of the platform.
따라서, 제 1 실시형태와 동일하게, 가동 날개 냉각 통로 (17) 로부터 떨어져 고온의 연소 가스에 의해 열 응력의 영향을 받기 쉬운 플랫폼 (5) 의 측 가장자리 근방, 특히 측 가장자리의 상면을 효과적으로 냉각시켜, 플랫폼 (5) 의 냉각성을 향상시킬 수 있음과 함께, 고속 회전하는 터빈 날개부 (1) 에 부가물을 장착하지 않기 때문에, 가동 날개로서의 신뢰성도 향상되고, 또한 부가물의 용접 작업 등의 조립 작업 공정 수의 증가도 수반하지 않기 때문에 조립 가공성도 향상된다.Therefore, similarly to the first embodiment, the upper surface of the side edge of the
(제 3 실시형태) (Third embodiment)
다음으로, 제 3 실시형태에 대해 도 3 을 참조하여 설명한다.Next, 3rd Embodiment is described with reference to FIG.
제 1 실시형태와 동일 구성 요소에 대해서는 동일 부호를 부여하고 설명을 생략한다. 제 3 실시형태는 도 3(b) 에 나타내는 바와 같이, 플랫폼 (5) 의 하면과 생크부 (7) 외면의 교차 부분에 잉여 두께부 (43) 를 형성하고, 냉각 연통 구멍 (45, 46, 47) 이, 잉여 두께부 (43) 와 플랫폼 (5) 과 생크부 (7) 의 내부를 직선상으로 관통하여 형성되어 있다.The same code | symbol is attached | subjected about the same component as 1st Embodiment, and description is abbreviate | omitted. In the third embodiment, as shown in FIG. 3 (b), the
또한, 도 3(c) 에 나타내는 바와 같이, 잉여 두께부 (43) 는 냉각 연통 구멍 (45) 을 내부에 형성하여 볼록상으로 융기되고, 잉여 두께부 (43) 및 냉각 연통 구멍 (45) 이 플랫폼 (5) 및 생크부 (7) 의 주조 성형시에 동시에 성형된다. 또한 잉여 두께부 (43) 는 냉각 연통 구멍 (45) 을 통과시키는 것만을 위하여 그 냉각 연통 구멍 (45) 에 필요한 잉여 두께만이 형성되어 있다.In addition, as shown in FIG.3 (c), the
또한, 냉각 연통 구멍 (45, 46, 47) 은 날개부 (3) 와 플랫폼 (5) 과, 추가로 잉여 두께부 (43) 의 주조 후에 기계 가공해도 된다.The cooling communication holes 45, 46, 47 may be machined after the casting of the
또한, 냉각 통로 구멍 (24a 및 24b) 은 플랫폼의 냉각을 최적화시키기 위해, 적절히 서로 각도를 형성하여 배치해도 된다.In addition, the cooling passage holes 24a and 24b may be disposed at appropriate angles to each other in order to optimize cooling of the platform.
이상의 제 3 실시형태에 의하면, 가동 날개 냉각 통로 (17) 로부터 떨어진 플랫폼 (5) 의 측단 부위를, 플랫폼 (5) 에 커버 플레이트 등의 특별한 부가물을 장착하지 않고, 게다가 냉각 연통 구멍 (45) 의 부분에만 잉여 두께부 (43) 를 형성하고 잉여 두께부 (43) 에 의한 중량 증대를 최소로 억제하여 경량화를 달성함과 함께, 가동 날개 냉각 통로 (17) 를 흐르는 고압의 냉각 공기를 플랫폼 (5) 의 측 가장자리 근방으로 유도하여 냉각시킬 수 있다.According to the above 3rd Embodiment, the side end part of the
상기 제 1 실시형태, 제 2 실시형태, 제 3 실시형태를 각각 조합하여 실시해도 된다. 예를 들어, 복측 (20) 의 플랫폼 (5) 에 있어서는 제 3 실시형태와 같이 잉여 두께부 (43) 를 형성하고, 배측 (26) 의 플랫폼 (5) 에 있어서는 제 1 실시형태와 같이 플러그 (28) 에 의해 플랫폼 통로 (31) 의 개구를 막아 형성해도 된다. 이와 같이 상기 각각의 실시형태의 구조를 조합함으로써, 날개부 (3) 의 가동 날개 냉각 통로 (17a, 17b, 17c, 17d) 의 위치, 형상, 또한 플랫폼 (5) 에 있어서의 냉각 부위에 따라, 가공성, 냉각 성능을 고려하여 적절한 구조를 채용함으로써, 플랫폼 (5) 의 냉각 구조의 설계 자유도가 향상된다.You may implement combining said 1st Embodiment, 2nd Embodiment, and 3rd Embodiment, respectively. For example, in the
본 발명에 의하면, 가동 날개 냉각 통로를 흐르는 고압의 냉각 공기를 플랫폼의 측 가장자리 근방의 플랫폼 표면에 형성된 분출 개구로, 커버 플레이트 등의 부가물을 장착하지 않고 유도하고, 가동 날개 냉각 통로로부터 떨어져 고온의 연소 가스에 의해 열 응력의 영향을 받기 쉬운 플랫폼의 측 가장자리 근방, 특히 측 가장자리의 상면을 효과적으로 냉각시켜, 플랫폼의 냉각성을 향상시킴과 함께, 가동 날개로서의 신뢰성을 향상시키는 가스 터빈 가동 날개의 플랫폼 냉각 구조를 제공할 수 있으므로, 가스 터빈의 가동 날개의 플랫폼에 대한 적용시에 유익하다.According to the present invention, high-pressure cooling air flowing through the movable vane cooling passage is led to a blowout opening formed in the platform surface near the side edge of the platform, without introducing an adduct such as a cover plate, and separated from the movable vane cooling passage. The platform of the gas turbine movable blade which improves the cooling performance of the platform and improves the cooling property of the platform by effectively cooling the upper surface of the side edge, especially the side edge of the platform, which is susceptible to thermal stress by the combustion gas of The cooling structure can be provided, which is advantageous in application to the platform of the movable blades of a gas turbine.
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